RU2722122C2 - Turbine of gas turbine engine containing labyrinth seal element - Google Patents

Turbine of gas turbine engine containing labyrinth seal element Download PDF

Info

Publication number
RU2722122C2
RU2722122C2 RU2018107147A RU2018107147A RU2722122C2 RU 2722122 C2 RU2722122 C2 RU 2722122C2 RU 2018107147 A RU2018107147 A RU 2018107147A RU 2018107147 A RU2018107147 A RU 2018107147A RU 2722122 C2 RU2722122 C2 RU 2722122C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
zone
turbine
stator
corresponds
engine
Prior art date
Application number
RU2018107147A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2018107147A (en
RU2018107147A3 (en
Inventor
Орельен Рене-Пьер МАССО
Эрик Шварц
Вильфрид Лионель ШВЕБЛЕН
Original Assignee
Сафран Эркрафт Энджинз
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сафран Эркрафт Энджинз filed Critical Сафран Эркрафт Энджинз
Publication of RU2018107147A publication Critical patent/RU2018107147A/en
Publication of RU2018107147A3 publication Critical patent/RU2018107147A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2722122C2 publication Critical patent/RU2722122C2/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F01D11/122—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/28—Arrangement of seals
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/44—Free-space packings
    • F16J15/445—Free-space packings with means for adjusting the clearance
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/44—Free-space packings
    • F16J15/447—Labyrinth packings
    • F16J15/4472—Labyrinth packings with axial path
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/11—Shroud seal segments
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/55—Seals

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)

Abstract

FIELD: engine building.SUBSTANCE: subject of invention is gas turbine engine turbine comprising stator ring sealing element (31), configured to form a labyrinth seal in combination with at least one movable ridge rotating around the o-ring axis, wherein element (31) comprises abradable material layer with sealing surface section (31p) configured to interact with said movable ridge, characterized in that a layer of abradable material on said surface portion (31p) comprises, in axial direction, first zone (31p1) with first ridge penetration resistance, wherein said first zone (31p1) corresponds to the axial position of the ridge during the turbine rated operation, and second zone (31p2), adjacent to first zone (31p1), with less resistance to penetration of the ridge than in the first zone, wherein said second zone (31p2) is at the outlet relative to first region (31p1) and corresponds to the axial position, which the ridge occupies when flame extinction occurs in the engine combustion chamber.EFFECT: solution allows avoiding rotor wedging in case of self-extinguishing combustion chamber without reducing engine efficiency during normal operation.12 cl, 6 dwg

Description

Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION

Настоящее изобретение относится к области газотурбинных двигателей и, в частности, к области статорных уплотнительных элементов, применяемых в лабиринтных уплотнениях между подвижными и статорными деталями турбины.The present invention relates to the field of gas turbine engines and, in particular, to the field of stator sealing elements used in labyrinth seals between moving and stator parts of a turbine.

Уровень техникиState of the art

Газотурбинный двигатель содержит, например, на уровне турбины уплотнительные прокладки между наружными радиальными концами подвижных лопаток и поверхностью статора, перед которой проходят наружные радиальные концы подвижной ступени; при этом ставится задача избегать, чтобы часть рабочего газа не работала, обходя турбинную ступень. Эти прокладки содержат неподвижно соединенный с ротором элемент прокладки, образованный одной или несколькими пластинками, называемыми гребешками и расположенными радиально и поперечно по отношению к оси вращения двигателя. Они содержат также дополнительный статорный элемент напротив пластинок. Этот элемент имеет участок поверхности, который взаимодействует с пластинками таким образом, чтобы оставлять как можно меньший зазор. Несколько расположенных параллельно пластинок создают последовательные потери напора газового потока, который обходит турбинную ступень, что обеспечивает необходимое уплотнение.A gas turbine engine comprises, for example, at the turbine level, gaskets between the outer radial ends of the movable blades and the stator surface, in front of which the outer radial ends of the movable stage pass; while the task is to avoid that part of the working gas does not work, bypassing the turbine stage. These gaskets contain a gasket element fixedly connected to the rotor, formed by one or more plates, called scallops, located radially and transversely with respect to the axis of rotation of the engine. They also contain an additional stator element opposite the plates. This element has a surface area that interacts with the plates in such a way as to leave as little clearance as possible. Several parallel plates create successive pressure losses of the gas stream, which bypasses the turbine stage, which provides the necessary seal.

Такие лабиринтные уплотнения расположены в нескольких местах двигателя, например, между валом турбины и основанием статорной ступени, образованной лопатками статора, между двумя последовательными подвижными ступенями турбины.Such labyrinth seals are located in several places of the engine, for example, between the turbine shaft and the base of the stator stage formed by the stator blades, between two successive movable turbine stages.

В зависимости от условий своей работы газотурбинные двигатели подвергаются изменяющимся дифференциальным расширениям, в частности, между элементами статора и элементами ротора. Если не контролировать эти изменения расширения, они могут влиять на зазоры между подвижными и неподвижными частями. Так, в случае тягового двигателя летательного аппарата, в котором по время полета в камере сгорания по какой-либо причине происходит самогашение пламени, вся турбина охлаждается, поскольку через нее перестают проходить горячие газы. Однако картер может охлаждаться быстрее, чем ротор турбины, что сказывается на зазорах. Чтобы добиваться оптимального КПД, зазоры в лабиринтных уплотнениях рассчитывают таким образом, чтобы во время работы они были как можно меньшими. В результате в такой ситуации возникает риск заклинивания ротора по причине более или менее плотного контакта гребешков с истираемым материалом.Depending on the operating conditions, gas turbine engines undergo varying differential expansions, in particular, between the stator elements and the rotor elements. If these expansion changes are not controlled, they can affect the gaps between moving and fixed parts. So, in the case of the traction engine of an aircraft, in which the flame extinguishes for some reason during the flight in the combustion chamber, the entire turbine is cooled, because hot gases cease to pass through it. However, the crankcase can cool faster than the turbine rotor, which affects the gaps. To achieve optimum efficiency, the gaps in the labyrinth seals are calculated so that during operation they are as small as possible. As a result, in such a situation there is a risk of jamming of the rotor due to more or less tight contact of the scallops with the abradable material.

Характеристики лабиринтного уплотнения определены и рассчитаны таким образом, чтобы обеспечивать изменение зазора и допускать возможный слабый контакт во время различных фаз полета при нормальной работе, но если размерные колебания оказываются слишком большими по вышеупомянутой причине, лабиринтное уплотнение перестает выполнять свою функцию. Поскольку ротор не может вращаться, повторный запуск двигателя за счет авторотации корпуса НД или ВД или посредством привода от вспомогательного двигателя может не произойти надлежащим образом.The characteristics of the labyrinth seal are defined and calculated in such a way as to ensure a change in the gap and to allow possible weak contact during various phases of flight during normal operation, but if dimensional fluctuations are too large for the above reason, the labyrinth seal ceases to fulfill its function. Since the rotor cannot rotate, a restart of the engine due to autorotation of the ND or VD housing or by means of a drive from an auxiliary engine may not occur properly.

Чтобы избегать заклинивания ротора в случае такого самогашения камеры сгорания, можно предусмотреть увеличение зазора между гребешками и истираемым материалом. Однако такое решение не оправдано экономически, поскольку приводит к снижению производительности двигателя.In order to avoid jamming of the rotor in the event of such self-extinguishing of the combustion chamber, it is possible to provide an increase in the gap between the combs and the abradable material. However, such a solution is not economically justified, since it leads to a decrease in engine performance.

Турбина газотурбинного двигателя согласно ограничительной части пункта 1 заявленного изобретения известна из ЕР2613008. The turbine of a gas turbine engine according to the restrictive part of paragraph 1 of the claimed invention is known from EP2613008.

Заявитель поставил перед собой задачу разработать решение, которое позволило бы противостоять ситуации самогашения камеры сгорания без снижения производительности двигателя при нормальной работе.The applicant set himself the task of developing a solution that would counter the situation of self-extinguishing of the combustion chamber without reducing engine performance during normal operation.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

В соответствии с изобретением предложена турбина газотурбинного двигателя, содержащая кольцевой статорный уплотнительный элемент, выполненный с возможностью образовать лабиринтное уплотнение в сочетании с по меньшей мере одним подвижным гребешком, вращающимся вокруг оси уплотнительного кольца, при этом элемент содержит слой истираемого материала с участком уплотнительной поверхности, выполненным с возможностью взаимодействия с упомянутым подвижным гребешком.In accordance with the invention, there is provided a turbine of a gas turbine engine comprising an annular stator sealing element configured to form a labyrinth seal in combination with at least one movable scallop rotating around the axis of the sealing ring, the element comprising a layer of abradable material with a portion of the sealing surface made with the possibility of interaction with said movable scallop.

В заявленной турбине слой истираемого материала на упомянутом участке поверхности содержит в осевом направлении первую зону с первым значением сопротивления проникновению гребешка, при этом упомянутая первая зона соответствует осевому положению гребешка по время номинальной работы турбины, и вторую зону, смежную с первой зоной, с меньшим значением сопротивления проникновению гребешка по сравнению с первой зоной, при этом упомянутая вторая зона находится на выходе относительно первой зоны и соответствует осевому положению, которое занимает гребешок, когда происходит самогашение пламени в камере сгорания двигателя.In the inventive turbine, the layer of abradable material on said surface section contains in the axial direction a first zone with a first value of resistance to penetration of the scallop, said first zone corresponding to the axial position of the scallop during the nominal operation of the turbine, and a second zone adjacent to the first zone with a lower value resistance to penetration of the scallop compared to the first zone, wherein said second zone is at the exit relative to the first zone and corresponds to the axial position that the scallop occupies when the flame is self-extinguished in the combustion chamber of the engine.

Истираемый материал является материалом, который изнашивается или деформируется при контакте с вращающимся гребешком. Речь может идти о материале с сотовой структурой.Abrasive material is material that wears out or deforms in contact with a rotating scallop. We can talk about material with a honeycomb structure.

Элемент уплотнительного кольца может быть сектором уплотнительного кольца или может представлять собой сплошное кольцо.The o-ring member may be a sector of the o-ring or may be a continuous ring.

Изобретение отталкивается от того, что во время полета двигатель, когда его перестают приводить во вращение рабочие газы, осуществляет авторотацию и подвергается действию давления относительного ветра. Кроме того, во время полета, когда двигатель перестает приводиться во вращение, перепады осевого и радиального расширений между картером и ротором могут привести к блокировке ротора. Кроме того, этой блокировке может способствовать легкое смещение различных корпусов, НД и ВД, в сторону выхода под действием вышеупомянутого давления относительного ветра. Это смещение лежит в основе идеи изобретения, которое предусматривает две зоны на участке поверхности напротив гребешка. Первая зона соответствует осевому положению гребешка при нормальной работе двигателя; зазор между гребешком и истираемым материалом является в этом случае зазором для оптимальной работы двигателя. Вторая зона находится на выходе относительно первой зоны и соответствует осевому положению, которое занимает гребешок, когда происходит самогашение пламени в камере сгорания. Поскольку в этом случае зазор уменьшается и может стать отрицательным, очень важно уменьшить усилия трения между двумя частями, подвижными относительно друг друга. Это позволяет сократить и даже устранить риски заклинивания ротора в результате этого контакта.The invention is based on the fact that during the flight the engine, when it is no longer driven by rotation of the working gases, performs autorotation and is subjected to relative wind pressure. In addition, during flight, when the engine is no longer driven into rotation, differences in axial and radial expansion between the crankcase and the rotor can lead to blocking of the rotor. In addition, this blocking can be facilitated by a slight displacement of various buildings, LP and VD, towards the outlet under the action of the above relative wind pressure. This shift underlies the idea of the invention, which provides for two zones on a surface area opposite the scallop. The first zone corresponds to the axial position of the comb during normal engine operation; the gap between the scallop and the abradable material is in this case the gap for optimal engine operation. The second zone is located at the exit relative to the first zone and corresponds to the axial position that the scallop occupies when self-extinguishing of the flame in the combustion chamber occurs. Since in this case the gap decreases and can become negative, it is very important to reduce the friction forces between two parts moving relative to each other. This reduces and even eliminates the risk of jamming of the rotor as a result of this contact.

Таким образом, упомянутый по меньшей мере один подвижный гребешок выполнен с возможностью перемещаться между двумя осевыми положениями, при этом первое положение соответствует нормальной (номинальной) работе турбины, и второе положение на выходе первого положения соответствует осевому положению, которое занимает гребешок, когда происходит самогашение пламени в камере сгорания. Слой истираемого материала выполнен таким образом, что содержит в осевом направлении упомянутую первую зону, на которой располагается гребешок, когда он находится в своем первом осевом положении, и упомянутую вторую зону, на которой располагается гребешок, когда он находится в своем втором осевом положении.Thus, said at least one movable comb is configured to move between two axial positions, wherein the first position corresponds to the normal (nominal) operation of the turbine, and the second position at the output of the first position corresponds to the axial position that the comb occupies when the flame is extinguished in the combustion chamber. The layer of abradable material is made in such a way that it contains in the axial direction the first zone on which the comb is located when it is in its first axial position, and the second zone on which the comb is located when it is in its second axial position.

Упомянутая вторая зона может содержать по меньшей мере одну полость. Присутствие этой полости обуславливает меньшее сопротивление проникновению гребешка по сравнению с первой зоной. Упомянутая по меньшей мере одна полость может быть расположена в толще слоя истираемого материала и/или может выходить наружу (в осевом и/или радиальном направлении) слоя истираемого материала.Said second zone may comprise at least one cavity. The presence of this cavity causes less resistance to the penetration of the scallop compared to the first zone. Said at least one cavity may be located in the thickness of the layer of abradable material and / or may extend outward (in the axial and / or radial direction) of the layer of abradable material.

Согласно первому варианту выполнения, упомянутый участок поверхности статорного уплотнительного элемента турбины имеет, относительно оси (А) двигателя, постоянный радиус вдоль обеих зон, и в упомянутой второй зоне, смежной с первой зоной, толщина истираемого слоя имеет меньшее значение. Эта зона меньшей толщины не выдерживает давления заклинивания и освобождает гребешки от усилий трения. Это позволяет избежать заклинивания ротора.According to a first embodiment, said surface portion of the turbine stator sealing element has, with respect to the axis (A) of the engine, a constant radius along both zones, and in said second zone adjacent to the first zone, the thickness of the abradable layer is of lesser value. This zone of smaller thickness does not withstand jamming pressure and frees scallops from friction. This avoids jamming of the rotor.

Согласно частному варианту выполнения, толщина истираемого слоя во второй зоне уменьшена до 50-95% толщины истираемого слоя в первой зоне. Предпочтительно зону меньшей толщины заполняют материалом с меньшим сопротивлением по сравнению с материалом истираемого слоя.According to a particular embodiment, the thickness of the abradable layer in the second zone is reduced to 50-95% of the thickness of the abrasive layer in the first zone. Preferably, the zone of smaller thickness is filled with a material with lower resistance compared to the material of the abradable layer.

Согласно другому варианту выполнения, участок поверхности является цилиндрическим вдоль первой зоны и усеченным конусным вдоль второй зоны.According to another embodiment, the surface portion is cylindrical along the first zone and truncated conical along the second zone.

Изобретение находит свое первое применение, когда элемент выполнен с возможностью образовать лабиринтное уплотнение на наружном радиальном конце подвижных лопаток турбины, в частности, осевой турбины.The invention finds its first application when the element is configured to form a labyrinth seal on the outer radial end of the movable blades of the turbine, in particular the axial turbine.

Изобретение находит свое другое применение, когда элемент выполнен с возможностью образовать лабиринтное уплотнение на внутреннем радиальном конце статорных лопаток турбины.The invention finds its other application when the element is configured to form a labyrinth seal on the inner radial end of the stator blades of the turbine.

В варианте выполнения, турбина содержит ротор и статор, при этом ротор содержит множество радиальных лопаток, оснащенных на своем радиально наружном конце роторным уплотнительным элементом с по меньшей мере одним гребешком в виде радиальной пластинки, ориентированной радиально наружу (она может быть перпендикулярной к оси или может иметь наклон относительно этой оси, например, наклон в сторону входа) относительно оси (А) вращения ротора, при этом статор образует цилиндрический кожух, внутри которого приводятся в движение лопатки ротора, при этом статор содержит напротив упомянутой пластинки статорный уплотнительный элемент, выполненный из истираемого материала и образующий с роторным уплотнительным элементом лабиринтное уплотнение. Упомянутый статорный уплотнительный элемент образует уплотнительное кольцо, при этом упомянутая первая зона соответствует номинальной работе турбины, и упомянутая вторая зона соответствует работе в фазе повторного зажигания после самогашения камеры сгорания двигателя.In an embodiment, the turbine comprises a rotor and a stator, the rotor comprising a plurality of radial blades equipped at their radially outer end with a rotary sealing element with at least one comb in the form of a radial plate oriented radially outward (it can be perpendicular to the axis or can have an inclination relative to this axis, for example, an inclination towards the inlet) relative to the axis of rotation of the rotor (A), while the stator forms a cylindrical casing inside which the rotor blades are driven, while the stator contains a stator sealing element opposite to the plate made of abrasion material and forming a labyrinth seal with a rotary sealing element. Said stator sealing element forms a sealing ring, wherein said first zone corresponds to the rated operation of the turbine, and said second zone corresponds to operation in the re-ignition phase after self-extinguishing of the engine combustion chamber.

В варианте выполнения турбина содержит ступень, образованную статорными лопатками, при этом упомянутые лопатки содержат со стороны оси (А) турбины уплотнительный элемент, взаимодействующий по меньшей мере с одним вращающимся гребешком, образуя лабиринтное уплотнение. В уплотнительном элементе упомянутая первая зона соответствует номинальной работе турбины, и упомянутая вторая зона соответствует работе в фазе повторного зажигания после самогашения камеры сгорания двигателя.In an embodiment, the turbine comprises a step formed by stator vanes, said vanes comprising, on the turbine axis (A), a sealing element that interacts with at least one rotating scallop, forming a labyrinth seal. In the sealing element, said first zone corresponds to the rated operation of the turbine, and said second zone corresponds to operation in the re-ignition phase after self-extinguishing of the engine combustion chamber.

Объектом изобретения является также газотурбинный двигатель, содержащий описанную выше турбину. Объектом изобретения является также газотурбинная установка, содержащая такой газотурбинный двигатель.A subject of the invention is also a gas turbine engine comprising the turbine described above. A subject of the invention is also a gas turbine installation comprising such a gas turbine engine.

Краткое описание фигурBrief Description of the Figures

Изобретение, его другие задачи, подробности, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего подробного описания вариантов выполнения, представленных в качестве иллюстративных и не ограничительных примеров со ссылками на прилагаемые схематичные чертежи, на которых:The invention, its other objectives, details, features and advantages will be more apparent from the following detailed description of embodiments presented as illustrative and not restrictive examples with reference to the accompanying schematic drawings, in which:

Фиг. 1 - схематичный частичный вид в осевом разрезе примера турбины газотурбинного двигателя, в котором применено изобретение.FIG. 1 is a schematic partial axial sectional view of an example turbine of a gas turbine engine in which the invention is applied.

Фиг. 2 - деталь фиг. 1, относящаяся к статорному уплотнительному элементу, для которого применено изобретение.FIG. 2 is a detail of FIG. 1 related to the stator sealing element to which the invention is applied.

Фиг. 3 - деталь фиг. 1, относящаяся к другому статорному уплотнительному элементу, для которого применено изобретение.FIG. 3 is a detail of FIG. 1 relating to another stator sealing element for which the invention is applied.

Фиг. 4 - другой вариант выполнения изобретения.FIG. 4 is another embodiment of the invention.

Описание вариантов выполнения изобретенияDescription of embodiments of the invention

На фиг. 1 показана турбина НД газотурбинного двигателя. Конструкция этой турбины сама по себе известна.In FIG. 1 shows an LP turbine of a gas turbine engine. The design of this turbine is known per se.

В данном случае эта турбина 1 имеет четыре ступени. Ротор 20 турбины в этом примере состоит из четырех турбинных дисков 21, скрепленных между собой болтами. На своем ободе каждый диск 21 соответственно содержит подвижные лопатки 21а. На наружном радиальном конце лопатки имеют ножку 21t, на которой соответственно выполнены радиальные пластинки 21l, обращенные к статору 30. В представленном на фигуре примере каждая ножка 21t содержит две радиальные пластинки, образующие гребешки лабиринтных уплотнений. Напротив гребешков статор содержит уплотнительные элементы 31, которые, как известно, образуют с гребешками на ножках лабиринтные уплотнения. Согласно этому примеру, два лабиринтных уплотнения находятся на разных радиусах относительно оси (А) двигателя.In this case, this turbine 1 has four stages. The turbine rotor 20 in this example consists of four turbine disks 21, bolted together. On its rim, each disk 21 respectively contains movable blades 21a. The blades have a leg 21t at the outer radial end, on which respectively radial plates 21l are made, facing the stator 30. In the example shown in the figure, each leg 21t contains two radial plates forming scallops of labyrinth seals. Opposite the combs, the stator contains sealing elements 31, which are known to form labyrinth seals with combs on the legs. According to this example, two labyrinth seals are at different radii relative to the axis (A) of the engine.

Лабиринтные уплотнения выполнены также на внутреннем радиальном конце статорных лопаточных колес 22 между ступенями. Статорный элемент 22s уплотнения представляет собой, например, кольцо из двух половин. Гребешки 20l выполнены на боковых выступах турбинных дисков 21, которыми эти диски соединены при помощи болтов.Labyrinth seals are also made on the inner radial end of the stator blade wheels 22 between the steps. The stator seal member 22s is, for example, a ring of two halves. Combs 20l are made on the lateral protrusions of the turbine disks 21, by which these disks are connected by means of bolts.

Далее следует описание изобретения со ссылками на фиг. 2-6. На фиг. 2 представлен детальный вид одного из статорных уплотнительных элементов 31. Этот элемент 31 является сектором кольца: он содержит в этом примере два участка 31р поверхности, выполненные, каждый, с возможностью взаимодействия с гребешком 21l ножки 21t лопатки рассматриваемой ступени. Каждый участок 31р поверхности содержит первую зону 31р1 и вторую зону 31р2. Первая зона 31р1 находится на входе зоны 31р2 и взаимодействует с гребешком 21l ножки 21t. Эта первая зона 31р1 соответствует осевому положению гребешка 21l во время нормальной работы двигателя. Зазор между гребешком 21l и истираемым материалом уплотнительного элемента 31 является контролируемым. При нормальной работе газотурбинного двигателя лабиринтное уплотнение не подвергается существенному износу, температурные отклонения контролируются, и перепады расширения между подвижными частями и частями статора не влияют на поверхность истираемого материала.The following is a description of the invention with reference to FIG. 2-6. In FIG. 2 is a detailed view of one of the stator sealing elements 31. This element 31 is a sector of the ring: in this example, it contains two surface sections 31 p, each configured to interact with the scallop 21l of the blade leg 21t of the stage in question. Each surface section 31p comprises a first zone 31p1 and a second zone 31p2. The first zone 31p1 is located at the entrance of zone 31p2 and interacts with the scallop 21l of the legs 21t. This first zone 31p1 corresponds to the axial position of the scallop 21l during normal engine operation. The gap between the scallop 21l and the abradable material of the sealing element 31 is controllable. During normal operation of the gas turbine engine, the labyrinth seal does not undergo significant wear, temperature deviations are controlled, and expansion differences between the moving parts and the stator parts do not affect the surface of the abraded material.

Во второй зоне 31р2, находящейся на выходе первой зоны, толщина истираемого материала уменьшена. В истираемом материале для его ослабления выполнена полость 31с. Уменьшение можно произвести на существующем уплотнительном элементе путем механической обработки в толщине слоя, покрывающего уплотнительный элемент; эта зона соответствует осевому положению гребешка во время экстремальной работы двигателя, когда происходит самогашение камеры сгорания во время полета; в этом случае ротор может быть зажат статорным элементом. Действительно, когда камера сгорания по какой-либо причине самопроизвольно выключается, рабочие газы перестают обдувать роторы, на которые начинает действовать давление поступающего в двигатель воздуха. В этой ситуации роторы смещаются в осевом направлении в сторону выхода. В результате дифференциального охлаждения между ротором и статором статор быстро охлаждается и сжимается, при этом концы гребешков проникают в материал, сопротивление которого уменьшено по причине присутствия полости 31с. Благодаря заявленному решению, любой риск заклинивания устраняется, так как произведена адаптация материалов.In the second zone 31p2, located at the outlet of the first zone, the thickness of the abradable material is reduced. A cavity 31c is made in the abradable material to weaken it. Reduction can be made on the existing sealing element by machining in the thickness of the layer covering the sealing element; this zone corresponds to the axial position of the scallop during extreme engine operation, when the combustion chamber self-extinguishes during flight; in this case, the rotor can be clamped by the stator element. Indeed, when the combustion chamber spontaneously shuts off for some reason, the working gases stop blowing around the rotors, which are affected by the pressure of the air entering the engine. In this situation, the rotors are displaced axially towards the exit. As a result of differential cooling between the rotor and the stator, the stator quickly cools and contracts, while the ends of the combs penetrate into the material, the resistance of which is reduced due to the presence of the cavity 31c. Thanks to the stated solution, any risk of jamming is eliminated, since the adaptation of materials has been made.

Решение, показанное на фиг. 4, представляет собой версию выполнения. На участке 31'p поверхности напротив гребешков уплотнительный элемент 31' имеет тоже две зоны 31'p1 и 31'p2. Решение состоит в выполнении скошенной фаски на второй зоне поверхности, участвующей в уплотнительной прокладке.The solution shown in FIG. 4 is an execution version. On the surface portion 31'p opposite the combs, the sealing element 31 'also has two zones 31'p1 and 31'p2. The solution is to perform a beveled chamfer on the second surface zone involved in the gasket.

На фиг. 3 показано применение изобретения для уплотнения на внутреннем радиальном конце 22s межступенчатого статорного диска. На этом элементе в истираемом материале посредством механической обработки выполнены две полости 22с, чтобы создать во второй зоне меньшее сопротивление проникновению соответствующего гребешка 20l.In FIG. 3 shows an application of the invention for sealing on the inner radial end 22s of an interstage stator disk. Two cavities 22c are made on this element in the abradable material by machining to create less resistance to penetration of the corresponding scallop 20l in the second zone.

На фиг. 5 представлена версия выполнения для варианта, показанного на фиг. 3, в которой полости 22с находятся не на наружной периферии уплотнительного элемента, а на внутренней периферии этого элемента и открыты в радиальном направлении внутрь.In FIG. 5 shows an embodiment for the embodiment shown in FIG. 3, in which the cavities 22c are located not on the outer periphery of the sealing element, but on the inner periphery of this element and are open inward radially.

На фиг. 6 представлена версия выполнения для варианта, показанного на фиг. 2, в которой полости 31с открыты не в осевом направлении в сторону выхода, а в радиальном направлении внутрь.In FIG. 6 shows an embodiment for the embodiment shown in FIG. 2, in which the cavities 31c are open not in the axial direction towards the exit, but in the radial direction inward.

Claims (12)

1. Турбина (1) газотурбинного двигателя, содержащая элемент (31,31',22s) статорного уплотнительного кольца, установленный для образования лабиринтного уплотнения при взаимодействии с по меньшей мере одним подвижным гребешком (21l,20l), выполненным с возможностью вращения вокруг оси (A) уплотнительного кольца, при этом элемент (31,31',22s) содержит слой истираемого материала с участком (31p,31'p,22s') уплотнительной поверхности, выполненным с возможностью взаимодействия с подвижным гребешком (21l,20l), при этом слой истираемого материала на участке (31p,31'p,22s') поверхности содержит в осевом направлении первую зону (31p1,31'p1,22s1) с первым значением сопротивления проникновению гребешка (21l,20l), и вторую зону (31p2,31'p2,22s2), смежную с первой зоной (31p1,31'p1,22s1), с меньшим значением сопротивления проникновению гребешка по сравнению с первой зоной, отличающаяся тем, что первая зона (31p1,31'p1,22s1) соответствует осевому положению гребешка (21l,20l) во время штатной работы турбины, при этом вторая зона (31p2,31'p2,22s2) находится ниже по потоку относительно первой зоны (31p1,31'p1,22s1) и соответствует осевому положению, которое занимает гребешок (21l,20l), когда происходит гашение пламени в камере сгорания двигателя.1. A turbine (1) of a gas turbine engine comprising a stator O-ring element (31.31 ', 22s) installed to form a labyrinth seal when interacting with at least one movable comb (21l, 20l) rotatably about an axis ( A) a sealing ring, wherein the element (31.31 ', 22s) comprises a layer of abradable material with a portion (31p, 31'p, 22s') of the sealing surface configured to interact with the movable comb (21l, 20l), wherein the layer of abradable material in the area (31p, 31'p, 22s') of the surface contains in the axial direction the first zone (31p1,31'p1,22s1) with the first value of resistance to penetration of the scallop (21l, 20l), and the second zone (31p2,31 'p2,22s2) adjacent to the first zone (31p1,31'p1,22s1), with a lower value of resistance to penetration of the scallop compared with the first zone, characterized in that the first zone (31p1,31'p1,22s1) corresponds to the axial position scallop (21l, 20l) during regular work tour bins, while the second zone (31p2,31'p2,22s2) is located downstream relative to the first zone (31p1,31'p1,22s1) and corresponds to the axial position occupied by the scallop (21l, 20l) when the flame is extinguished in combustion chamber of the engine. 2. Турбина (1) по п. 1, отличающаяся тем, что вторая зона (31p2,31'p2,22s2) содержит по меньшей мере одну полость (31с,31'р2,22с).2. Turbine (1) according to claim 1, characterized in that the second zone (31p2.31'p2.22s2) contains at least one cavity (31c, 31'p2.222). 3. Турбина (1) по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что радиус участка (31p,31'p,22s') поверхности является постоянным вдоль обеих зон, и тем, что во второй зоне (31p2,31'p2,22s2), смежной с первой зоной (31p1,31'p1,22s1), толщина истираемого слоя меньше, чем в первой зоне.3. The turbine (1) according to claim 1 or 2, characterized in that the radius of the surface (31p, 31'p, 22s') of the surface is constant along both zones, and that in the second zone (31p2,31'p2, 22s2) adjacent to the first zone (31p1,31'p1,22s1), the thickness of the abradable layer is less than in the first zone. 4. Турбина (1) по одному из пп. 1-3, отличающаяся тем, что толщина истираемого слоя во второй зоне (31p2,31'p2,22s2) уменьшена до 50-95% толщины истираемого слоя в первой зоне.4. Turbine (1) according to one of paragraphs. 1-3, characterized in that the thickness of the abradable layer in the second zone (31p2,31'p2,22s2) is reduced to 50-95% of the thickness of the abrasive layer in the first zone. 5. Турбина (1) по п. 4, отличающаяся тем, что зона меньшей толщины заполнена материалом с меньшим сопротивлением.5. Turbine (1) according to claim 4, characterized in that the zone of smaller thickness is filled with material with lower resistance. 6. Турбина (1) по п. 1, отличающаяся тем, что участок поверхности является цилиндрическим вдоль первой зоны и усеченным конусным вдоль второй зоны.6. Turbine (1) according to claim 1, characterized in that the surface section is cylindrical along the first zone and truncated conical along the second zone. 7. Турбина (1) по одному из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что элемент (31,31',22s) статорного уплотнительного кольца установлен для образования лабиринтного уплотнения на наружном радиальном конце подвижных лопаток (21а) турбины.7. Turbine (1) according to one of the preceding paragraphs, characterized in that the stator O-ring element (31.31 ', 22s) is installed to form a labyrinth seal on the outer radial end of the turbine blades (21a). 8. Турбина (1) по одному из пп. 1-6, отличающаяся тем, что элемент (31,31',22s) статорного уплотнительного кольца установлен для образования лабиринтного уплотнения на внутреннем радиальном конце статорных лопаток (22) турбины.8. Turbine (1) according to one of paragraphs. 1-6, characterized in that the element (31,31 ', 22s) of the stator sealing ring is installed to form a labyrinth seal on the inner radial end of the stator blades (22) of the turbine. 9. Турбина (1) по п. 1, содержащая ротор и статор, при этом ротор содержит множество радиальных лопаток (21а), оснащенных на своем радиально наружном конце роторным уплотнительным элементом с по меньшей мере одним гребешком (21l) в виде радиальной пластинки, ориентированной радиально наружу относительно оси (А) вращения ротора, при этом статор (30) образует цилиндрический кожух, внутри которого приводятся в движение лопатки ротора, при этом статор содержит напротив упомянутой пластинки элемент (31) статорного уплотнительного кольца, выполненный из истираемого материала и образующий с роторным уплотнительным элементом (21l) упомянутое лабиринтное уплотнение, при этом первая зона (31p1,31'p1) соответствует штатной работе турбины, а вторая зона (31p2,31'p2) соответствует работе в фазе повторного зажигания после гашения камеры сгорания двигателя.9. A turbine (1) according to claim 1, comprising a rotor and a stator, the rotor comprising a plurality of radial blades (21a) equipped at their radially outer end with a rotary sealing element with at least one comb (21l) in the form of a radial plate, oriented radially outward relative to the axis (A) of rotation of the rotor, while the stator (30) forms a cylindrical casing, inside which the rotor blades are driven, while the stator contains opposite to the said plate an element (31) of the stator sealing ring made of abradable material and forming with a rotary sealing element (21l) the labyrinth seal is mentioned, the first zone (31p1,31'p1) corresponds to the normal operation of the turbine, and the second zone (31p2,31'p2) corresponds to the work in the phase of re-ignition after the combustion chamber has been extinguished. 10. Турбина (1) по п. 1, содержащая ступень, образованную статорными лопатками (22), при этом упомянутые лопатки содержат со стороны оси (А) турбины уплотнительный элемент (22s), взаимодействующий с по меньшей мере одним поворотным гребешком (20l), образуя упомянутое лабиринтное уплотнение, при этом первая зона (22s1) соответствует штатной работе турбины, а вторая зона (22s2) соответствует работе в фазе повторного зажигания после гашения камеры сгорания двигателя.10. The turbine (1) according to claim 1, comprising a stage formed by stator blades (22), said blades containing, on the side of the axis (A) of the turbine, a sealing element (22s) interacting with at least one rotary comb (20l) forming the labyrinth seal, the first zone (22s1) corresponds to the normal operation of the turbine, and the second zone (22s2) corresponds to the work in the re-ignition phase after the combustion chamber has been extinguished. 11. Газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что содержит турбину (1) по одному из пп. 1-10.11. Gas turbine engine, characterized in that it contains a turbine (1) according to one of paragraphs. 1-10. 12. Газотурбинная установка, отличающаяся тем, что содержит газотурбинный двигатель по п. 11.12. Gas turbine installation, characterized in that it contains a gas turbine engine according to claim 11.
RU2018107147A 2015-09-02 2016-09-02 Turbine of gas turbine engine containing labyrinth seal element RU2722122C2 (en)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1558118 2015-09-02
FR1558118A FR3040461B1 (en) 2015-09-02 2015-09-02 LABYRINTH SEALING ELEMENT FOR TURBINE
PCT/FR2016/052171 WO2017037394A1 (en) 2015-09-02 2016-09-02 Turbine of gas turbine engine, including a labyrinth sealing joint element

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2018107147A RU2018107147A (en) 2019-10-03
RU2018107147A3 RU2018107147A3 (en) 2019-10-31
RU2722122C2 true RU2722122C2 (en) 2020-05-26

Family

ID=54261024

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018107147A RU2722122C2 (en) 2015-09-02 2016-09-02 Turbine of gas turbine engine containing labyrinth seal element

Country Status (9)

Country Link
US (1) US10605106B2 (en)
EP (1) EP3344901B1 (en)
JP (1) JP6868005B2 (en)
CN (1) CN107923539B (en)
BR (1) BR112018003721B1 (en)
CA (1) CA2996454C (en)
FR (1) FR3040461B1 (en)
RU (1) RU2722122C2 (en)
WO (1) WO2017037394A1 (en)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3058755B1 (en) * 2016-11-15 2020-09-25 Safran Aircraft Engines TURBINE FOR TURBOMACHINE
FR3073890B1 (en) * 2017-11-21 2021-01-22 Safran Aircraft Engines ABRADABLE LABYRINTH SEAL, ESPECIALLY FOR AIRCRAFT TURBINE
FR3088671B1 (en) * 2018-11-16 2021-01-29 Safran Aircraft Engines TIGHTNESS BETWEEN A MOBILE WHEEL AND A TURBOMACHINE DISTRIBUTOR
FR3089270B1 (en) * 2018-11-29 2020-11-13 Safran Aircraft Engines GASKET FOR TURBOMACHINE DISCHARGE VALVE DOOR
FR3099788B1 (en) * 2019-08-06 2021-09-03 Safran Aircraft Engines Abradable turbomachine turbine comprising a wear face provided with flow straighteners
FR3128970A1 (en) 2021-11-05 2023-05-12 Safran Aircraft Engines LABYRINTH SEALING DEVICE FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1780380A2 (en) * 2005-10-27 2007-05-02 United Technologies Corporation Gas turbine blade to vane interface seal
US20080274336A1 (en) * 2006-12-01 2008-11-06 Siemens Power Generation, Inc. High temperature insulation with enhanced abradability
RU2352799C1 (en) * 2007-08-27 2009-04-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Gas turbine engine
RU2507401C1 (en) * 2012-11-07 2014-02-20 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Gas turbine engine low-pressure turbine
RU2012158298A (en) * 2012-01-04 2014-07-10 Дженерал Электрик Компани SEALING, TURBINE ENGINE SEALING AND METHOD OF SEALING MANUFACTURE

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5951892A (en) * 1996-12-10 1999-09-14 Chromalloy Gas Turbine Corporation Method of making an abradable seal by laser cutting
US5971400A (en) * 1998-08-10 1999-10-26 General Electric Company Seal assembly and rotary machine containing such seal assembly
WO2000070191A1 (en) * 1999-05-14 2000-11-23 Siemens Aktiengesellschaft Sealing system for a rotor of a turbo engine
US20040017050A1 (en) * 2002-07-29 2004-01-29 Burdgick Steven Sebastian Endface gap sealing for steam turbine diaphragm interstage packing seals and methods of retrofitting
US8105021B2 (en) * 2007-08-20 2012-01-31 United Technologies Corp. Gas turbine engine systems involving hydrostatic face seals with integrated back-up seals
GB0822416D0 (en) * 2008-12-10 2009-01-14 Rolls Royce Plc A seal and a method of manufacturing a seal
DE102010028732A1 (en) * 2010-05-07 2011-11-10 Man Diesel & Turbo Se Labyrinth seal for a turbomachine
US10934875B2 (en) * 2015-04-15 2021-03-02 Raytheon Technologies Corporation Seal configuration to prevent rotor lock

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1780380A2 (en) * 2005-10-27 2007-05-02 United Technologies Corporation Gas turbine blade to vane interface seal
US20080274336A1 (en) * 2006-12-01 2008-11-06 Siemens Power Generation, Inc. High temperature insulation with enhanced abradability
RU2352799C1 (en) * 2007-08-27 2009-04-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Gas turbine engine
RU2012158298A (en) * 2012-01-04 2014-07-10 Дженерал Электрик Компани SEALING, TURBINE ENGINE SEALING AND METHOD OF SEALING MANUFACTURE
RU2507401C1 (en) * 2012-11-07 2014-02-20 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Gas turbine engine low-pressure turbine

Also Published As

Publication number Publication date
RU2018107147A (en) 2019-10-03
JP6868005B2 (en) 2021-05-12
RU2018107147A3 (en) 2019-10-31
CN107923539B (en) 2019-10-01
BR112018003721A2 (en) 2018-09-18
EP3344901A1 (en) 2018-07-11
CA2996454C (en) 2023-09-05
FR3040461B1 (en) 2018-02-23
US20180252114A1 (en) 2018-09-06
CA2996454A1 (en) 2017-03-09
FR3040461A1 (en) 2017-03-03
BR112018003721B1 (en) 2021-01-19
JP2018532061A (en) 2018-11-01
WO2017037394A1 (en) 2017-03-09
US10605106B2 (en) 2020-03-31
EP3344901B1 (en) 2019-06-05
CN107923539A (en) 2018-04-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2722122C2 (en) Turbine of gas turbine engine containing labyrinth seal element
RU2712560C2 (en) Rotary assembly for turbine engine comprising self-supporting rotor casing
JP6448551B2 (en) Outer rim seal assembly in turbine engine
US7234918B2 (en) Gap control system for turbine engines
US2860827A (en) Turbosupercharger
US4218189A (en) Sealing means for bladed rotor for a gas turbine engine
US9291067B2 (en) Rotary machine aspirating seal assembly and method of assembling the same
RU2640144C2 (en) Seal assembly for gas turbine engine including grooves in inner band
RU2313671C2 (en) Method to control zone of leakage under blade platform
US8388310B1 (en) Turbine disc sealing assembly
JPH04255533A (en) Heat seal for gas turbine spacer disc
GB2206651A (en) Turbine blade shroud structure
GB2317652A (en) Seal arrangement for gas turbine engine
US20120027584A1 (en) Turbine seal system
US10683758B2 (en) Inter-stage cooling for a turbomachine
US8561997B2 (en) Adverse pressure gradient seal mechanism
US4439107A (en) Rotor blade cooling air chamber
CN108730040B (en) Sealing ring element for turbomachine comprising inclined cavities for wear-resistant materials
JP2016160935A (en) Turbine bucket platform for controlling incursion losses
EP3056667A2 (en) Turbine bucket for control of wheelspace purge air
EP3441564A1 (en) Tubine component comprising a platform with a depression
US9546561B2 (en) Labyrinth disk for a turbomachine
WO2012132787A1 (en) Gas turbine
GB2280478A (en) Gas turbine sealing assemblies.
US20160123169A1 (en) Methods and system for fluidic sealing in gas turbine engines